小型超音速飛行実験機のピッチおよびヨーレートに よる動的空力特性（室蘭工業大学航空宇宙機システ ム研究センター年次報告書 2017）
著者 塩野 経介, 白方 洸次, 溝端 一秀
雑誌名 室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次
報告書
巻 2017
ページ 58‑61
発行年 2018‑09
URL http://hdl.handle.net/10258/00009857
58
小型超音速飛行実験機のピッチおよびヨーレートによる動的空力特性
塩野 経介 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 2 年）
白方 洸次 （航空宇宙総合工学コース 博士前期 1 年）
○溝端 一秀 （航空宇宙システム工学ユニット 准教授）
１．はじめに
小型超音速飛行実験機（オオワシ）の6自由度飛行経路解析[1]や自律的誘導制御系設計のため に必須のピッチおよびヨー角速度に起因する動的空力微係数について，前年度に引き続き亜音速 風試によって評価を進める．すなわち，超音速飛行用の基本的空力形状 M2011Nose-Cについて，
迎角 α または横滑り角 β の範囲を0～+20 [deg.]と大きく取って，室蘭工大低速風洞において詳 細な風洞試験を実施する．その際，模型駆動系と天秤計測系の電磁干渉を低減すると共に，模型・
天秤系の機械的固有振動成分を除去して計測データの信頼性を高める．また，複数回の計測によ って計測データの再現性や散らばりを把握する．
２．風洞試験 ２－１．試験装置
風洞試験設備として室蘭工大のゲッチンゲン型回流式亜音速風洞を用いる．測定部断面は約
450 × 450 mmの正方形であり，空力測定には機体模型の胴体内部に設置された 6 分力内挿天秤
を用いる．また，装置の設置台としては，高さ調節が容易な油圧式ハンドリフターを用いる．機 体にピッチおよびヨー角速度を与えるために，前年度までに構築されたピッチヨー駆動装置を用 いる[2]．その概観を図１に示す．駆動装置内の回転軸に取り付けられたポテンショメータによっ て機体模型のピッチまたはヨー角を計測する．駆動にはステッピングモータを用い，PCからの数 値制御によって正確かつ再現性良く駆動できる．また，ステッピングモータ駆動回路と天秤計測 系回路の電磁干渉を防ぐために，各回路のケーブル・コネクター・端子等に念入りに電磁シール ドを施す．これらの外観を図２に示す．
(a) ピッチ駆動 (b) ヨー駆動
図１ ピッチおよびロール駆動の概観 図２ 低速風洞に機器を設置した様子
59 ２－２．試験方法
風試模型は，基本的空力形状M2011Nose-Cの7/60スケールである．風試条件として5通りの 角速度（6, 10, 20, 40, 57.6 [deg./s]）と5通りの迎角αまたは横滑り角β（0, +5, +10, +15, +20 [deg.]） を組み合わせる．流速は約20 m/secであり，通風毎の流速を熱線流速計で計測する．模型を駆動 しながら通風し，6 分力内挿天秤によって空気力を計測する．模型・天秤系の機械的固有振動成 分をデジタルフィルタによって除去する．各条件で3回ずつ通風計測し，空力係数・微係数につ いて3回の平均値と標準偏差を求める．これらの結果を理論解析，CFD解析，および静的風試結 果と比較検証する．
２－３．データ解析手法
機体模型にピッチ角速度𝑞またはヨー角速度rを与えながら通風し，内挿天秤によって6分力を 計測する．別途機体模型の重心位置を計測し，重力，遠心力，およびそれらによるモーメントを 推算して，6分力計測値から減ずる．得られた各空力係数は，迎角 α または横滑り角 β に対し てヒステリシス特性を示す．𝐶𝑚を例に取れば図３のようなヒステリシス曲線を描く．その縦軸切 片付近で近似直線y1，y2を式(1)，(2)のように求めると，その傾斜が静的微係数𝐶𝑚𝛼に対応し，縦 軸切片が動的空力成分と偏差εの和に対応する．ここで偏差εは流れや模型の非対称性等に起因 すると考えられる．そこで，式(3)の通り近似直線の方程式(1)，(2)の減算によって動的微係数𝐶𝑚𝑞
を推定できる．ここで𝑞̂, 𝑟̂は無次元角速度であり，有次元角速度𝑞，𝑟，翼幅𝑏，主翼平均空力翼弦 長𝑐̅および機体 X軸方向の流速𝑈0を用いて式(4), (5)で与えられる．以上のように動的風試データ から動的微係数と静的微係数を同時に推定できる．
𝑦1= 𝐶𝑚𝛼𝛼 + 𝐶𝑚𝑞1𝑞̂ + 𝜺 (1)
図３ 動的風試から得られる空力係数の ヒステリシス曲線の概念
𝑦2= 𝐶𝑚𝛼𝛼 + 𝐶𝑚𝑞2(−𝑞̂) + 𝜺 (2) 𝐶𝑚𝑞=𝐶𝑚𝑞1+ 𝐶𝑚𝑞2
2 =𝑦1− 𝑦2
2𝑞̂ (3)
𝑞̂ = 𝑞 ∙ 𝑐̅
2𝑈0 (4)
𝑟̂ = 𝑟 ∙ 𝑏
2𝑈0 (5)
３．試験結果および考察
上述の手法で得られた静的および動的微係数を，図４～図１０に示す．室蘭工大における2017 年度の風試結果（FY2017Muroran-IT）には，各条件での3回の通風・計測による標準偏差をエラ ーバーとして記載している．
ピッチ角速度を与えた場合のピッチ静安定微係数𝐶𝑚𝛼を図４に示す．横滑り角10度以上で𝐶𝑚𝛼 は正となっており，これは静的なピッチ不安定に相当する．この静的不安定性はピッチ角速度が 大きいほど強まることが判る．
ピッチ角速度を与えた場合の動的微係数𝐶𝑚𝑞を図５に示す．全体的に負の値となっており，ピ ッチダンピング効果が示されている．ピッチ角速度が大きくなるほど，また横滑り角が大きくな
60
るほど，ピッチダンピングが強くなることが分かる．また，ピッチ角速度の小さい場合はエラー バーが大きくなっており，これはピッチ角速度が小さい故に動的空力成分が小さくノイズに埋も れやすくなっているためである．
ヨー角速度を与えた場合の横滑り角βに関する静的微係数𝐶𝑙𝛽, 𝐶𝑛𝛽および𝐶𝑦𝛽を図６～図８に示
す．𝛼 = 0の動的風試結果は，他の手法による値と良く一致しており，動的風試の手法は概ね妥当
であるといえる．3つの静的微係数ともに迎角の増加に伴って負の方向へ増加する．その過程で，
風見安定微係数𝐶𝑛𝛽は，迎角5度を超えると正から負に転じており，これは風見不安定を表す．
ヨー角速度を与えた場合の動的微係数𝐶𝑙𝑟および𝐶𝑛𝑟を図９および図１０に示す．𝐶𝑙𝑟については 理論値はほぼゼロであるが，他の手法による値はゼロを挟んで正負に散らばっており，一貫した 傾向が明確でない．風試で計測することは難しい[3]ともされており，風試手法の改良を要する．
𝐶𝑛𝑟については，CFD解析の結果を除いて迎角0~20度の範囲で負となっており，ヨーダンピング 効果が示されている．さらに，迎角やヨー角速度が大きいほどヨーダンピングが強くなることが 判る．
ヨー角速度による動的微係数について，各手法による結果が総じてあまり一致しない．これは，
理論解析においてはもちろんCFD解析においても，ノーズや尾翼周りの剥離を正しく取り扱えて いないためと推察される．
４．まとめ
小型超音速飛行実験機（オオワシ）のピッチおよびヨー角速度に起因する動的空力微係数につ いて，前年度に引き続き，迎角αまたは横滑り角βの範囲を0～+20 [deg.]と大きく取って，室蘭 工大低速風洞において詳細な風洞試験を実施した．模型駆動系と天秤計測系の電磁干渉を低減す ると共に，模型・天秤系の機械的固有振動成分を除去することによって，散らばりが小さく再現 性の良い計測データを得た．その解析の結果，以下のことが分かった．
(1) 姿勢角および姿勢変化角速度が小さい場合，ピッチ，ヨーともに静的及び動的に安定である．
(2) ピッチ角速度を伴う場合，横滑り角，およびピッチ角速度が大きくなるとピッチは静的不安 定となるが，ピッチダンピングは増大する．
(3) ヨー角速度を伴う場合，迎角が大きくなると上反角効果は増大するが，方向不安定となる．
また，迎角やヨー角速度が大きいほどヨーダンピングが増大する．
なお，本研究は科学研究費助成金（基盤研究（C），課題番号15K06596）に基づいて実施された．
参考文献
[1] 近藤賢，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機の飛行性能の予測」，室蘭工業大学航空宇宙機シ ステム研究センター年次報告書2013，pp.14-18，2014年8月．
[2] 塩野経介，白方洸次，石上幸哉，三浦壮晃，溝端一秀，「小型超音速飛行実験機のピッチおよ びヨーレートによる動的空力特性」，室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次報告書 2016，pp.43-46，2017年8月．
[3] 加藤寛一郎，大屋昭男，柄沢研治，航空機力学入門，東京大学出版会(1982), pp86-102．
61
図４ 𝐶𝑚𝛼 vs 𝑞̂ 図５ 𝐶𝑚𝑞 vs 𝑞̂
図６ 𝐶𝑙𝛽 vs 𝑟̂ 図７ 𝐶𝑛𝛽 vs 𝑟̂
図８ 𝐶𝑦𝛽 vs 𝑟̂ 図９ 𝐶𝑙𝑟 vs 𝑟̂
図１０ 𝐶𝑛𝑟 vs 𝑟̂
